RU2369525C2 - Конвертолет - Google Patents
Конвертолет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2369525C2 RU2369525C2 RU2008101611/11A RU2008101611A RU2369525C2 RU 2369525 C2 RU2369525 C2 RU 2369525C2 RU 2008101611/11 A RU2008101611/11 A RU 2008101611/11A RU 2008101611 A RU2008101611 A RU 2008101611A RU 2369525 C2 RU2369525 C2 RU 2369525C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- rotor
- wing
- tail
- helicopter
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике. Конвертолет содержит вертолетный фюзеляж (1), жесткий несущий винт (4) с фиксированными лопастями (5, 6, 7), образующими единое Y-образное симметричное крыло-ротор. На внешних концах крыла установлены с возможностью осевого поворота лопатки (9, 10, 11), соединенные с автоматом перекоса воздушного потока через горизонтальные тяги (13) и секторные рычаги в продольных полостях крыла-ротора. На хвостовом оперении (2) установлены два жестких пропеллера (3) со сходящимися за хвостовой балкой фюзеляжа осями, имеющие реверсивные электроприводы, подключенные к стартер-генератору маршевого двигателя через электрическую схему перераспределения его мощности. Изобретение упрощает конструкцию, повышает надежность и маневренность. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может использоваться при строительстве летательных аппаратов тяжелее воздуха и для модернизации существующих вертолетов.
Известен летательный аппарат вертикального взлета и посадки с переменной геометрией крыловидного ротора, содержащий фюзеляж, несущий винт и устройство его преобразования в неподвижное крыло. В самолетном режиме полета несущий винт фиксируется, преобразуясь в крыло прямой или обратной стреловидности.
Недостаток такого преобразователя летательных аппаратов и его конструкции состоит в том, что механизм преобразования несущего винта в крыло переменной геометрии имеет сложный характер, обуславливает и сложность управления летательным аппаратом в переходном режиме преобразования вертолета в самолет [патент США №3490720, МПК В64С 3/40; U.S.Cl. 244-7].
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является летательный аппарат вертикального взлета-посадки с жестким X-образным крылом-ротором, обладающим повышенной циркуляцией и подъемной силой за счет выдувания воздуха через щель над задней кромкой каждой лопасти при помощи аналога автомата перекоса воздушного потока [Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - М.: Мир, 1991; с.142].
Существенным недостатком этого летательного аппарата является сложность конструкции и синхронного управления хвостовым фенестроном и двумя боковыми турбореактивными двигателями при переходе с вертикального на горизонтальный полет.
Техническая задача настоящего изобретения состоит в упрощении и повышении надежности конструкции конвертолета при сохранении традиционного управления вертолетом без боковых реактивных двигателей и фенестрона и повышение маневренности летательного аппарата.
Для решения поставленной задачи заявляется:
конвертолет, содержащий вертолетный фюзеляж, маршевый двигатель, редуктор, жесткий несущий винт с фиксированными лопастями, устройство его преобразования в неподвижное крыло, автомат перекоса воздушного потока, хвостовую балку и оперение с компенсатором реактивного момента несущего винта. В отличие от прототипа жесткий несущий винт состоит из трех симметричных фиксированных относительно друг друга лопастей с сечением, имеющим выпуклый верхний и двояковогнутый нижний контуры; лопасти образуют единое Y-образное крыло-ротор, на внешних концах которого установлены преимущественно по нормали к поверхности лопасти с возможностью осевого поворота лопатки, соединенные с автоматом перекоса воздушного потока через горизонтальные тяги и секторные рычаги в продольных полостях лопастей крыла-ротора. На хвостовом оперении конвертолета установлены два жестких пропеллера со сходящимися за хвостовой балкой фюзеляжа осями, которые имеют два реверсивных электропривода, подключенных к стартер-генератору маршевого двигателя через электрическую схему перераспределения его мощности.
Конвертолет дополнительно содержит хвостовое оперение фюзеляжа - вертикальный киль с рулем поворота, и в его носовой части - два горизонтальных руля высоты и крена по схеме "утка" с центром тяжести ниже фокуса аэродинамических сил.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фигуре 1 дан боковой вид предлагаемого конвертолета в самолетной конфигурации; на фигуре 2 - его вид сверху; на фигуре 3 - вид спереди; на фигуре 4 представлен продольный разрез несущего винта, на котором показан секторный рычаг преобразования управления вертикальными лопатками на лопастях; на фигуре 5 - сечение лопасти крыла-ротора; на фигуре 6 - вид конвертолета сверху с зафиксированными лопастями с обратной стреловидностью; на фигуре 7 - вид конвертолета сбоку для варианта установки вертикальных лопаток на нижней поверхности лопастей.
Предлагаемый конвертолет (фигура 1) содержит вертолетный фюзеляж 1, на хвостовом оперении 2 которого установлены два жестких пропеллера постоянного шага 3 со сходящимися за хвостом осями под углом α=20°÷30° в плоскости ометаемой поверхности несущего винта 4. Размещение хвостовых пропеллеров с осью вращения под углом к продольной оси конвертолета позволяет увеличить рычаг 2r для пары сил тяги T1 и Т2, противодействующей реактивному моменту М несущего винта, до величины, сопоставимой с радиусом R ометаемой поверхности несущего винта, что значительно повышает эффективность работы хвостовых пропеллеров. Положительным результатом является также то, что практически исчезает взаимное влияние воздушных потоков обоих пропеллеров друг на друга и на воздушный поток несущего винта. Над фюзеляжем расположен жесткий несущий винт 4, состоящий из трех фиксированных относительно друг друга лопастей 5-7, образующих единое Y-образное квазитреугольное симметричное крыло-ротор 8 (фигура 2), на внешних концах которого установлены на оси три лопатки 9-11, преимущественно по нормали к поверхности лопастей. Лопатки закреплены с возможностью осевого поворота в пределах 180° при помощи радиальных рычагов 12, установленных на их осях внутри продольных полостей лопастей Y-образного крыла-ротора 8. Эти рычаги через продольные тяги 13 и секторные рычаги 14 (фигура 4), установленные в нижней прорези 15 Y-образного крыла-ротора, связаны с исполнительными органами автомата перекоса 16 воздушного потока. Три лопатки Y-образного крыла-ротора могут быть установлены как на верхней поверхности лопастей 5-7, так и на нижней поверхности лопастей, как показано на фигуре 7. Лопатки на нижней поверхности крыла-ротора работают с большей эффективностью ввиду того, что под крылом-ротором скорость воздушных потоков больше, чем в верхнем пространстве над крылом-ротором. Назначение и функционирование лопаток аналогично при любой их установке.
При этом маршевый двигатель и редуктор выполнены с регулируемым отбором механической мощности к несущему винту 4 и электрической мощности к реверсивным электродвигателям 17-18 пропеллеров 3 от стартер-генератора, например, через электрическую схему перераспределения его мощности, используя регулируемый электропривод системы двигатель-генератор (стартер-генератор, маршевый двигатель и редуктор на фигурах не изображены).
Для улучшения управляемости конвертолетом в переходных режимах на его фюзеляже дополнительно могут быть установлены хвостовой вертикальный аэродинамический руль 19, а также горизонтальные рули высоты и крена 20 по схеме "утка" с центром тяжести летательного аппарата, расположенным ниже фокуса аэродинамических сил (фигуры 1, 3). Такая компоновка летательного аппарата обеспечивает ему достаточно высокую устойчивость и маневренность, в том числе и при полете хвостом вперед в самолетном режиме, что фактически является новой фигурой высшего пилотажа.
Перед вертикальным взлетом в вертолетном режиме, как обычно, стартер-генератором запускают маршевый двигатель, который раскручивает несущий винт 4 в виде Y-образного крыла-ротора 8. Аэродинамические поверхности лопастей 5-7 образованы (фигура 5) выпуклой верхней поверхностью rв и двояковогнутой нижней поверхностью rн. Симметричная форма контура сечения лопастей позволяет создавать подъемную силу при любом направлении вращения несущего винта и при поступательном движении летательного аппарата с зафиксированным крылом-ротором, что расширяет возможности маневрирования конвертолета наряду с повышением надежности и устойчивости. Возникающий реактивный момент М уравновешивается парой сил T1 и Т2 хвостовых пропеллеров 3, которые вращаются реверсивными электродвигателями 17-18. Эти двигатели подключены через регулирующую схему управления оборотами стартер- генератора, которая перераспределяет мощность маршевого двигателя между пропеллерами 3 и несущим винтом 4. При этом подъемная сила крыла-ротора конвертолета существенно зависит от положения лопаток 9-11, задаваемых рычагом шаг-газа и рукояткой управления автоматом перекоса 16, связанного с радиальными рычагами 12 этих лопаток через секторный рычаг 14 и горизонтальные тяги 13. Так, если передние относительно направления вращения кромки лопаток 9-11 направлены вовнутрь ометаемой поверхности крыла-ротора 8, то часть воздушного потока отбрасывается им за пределы ометаемой поверхности и тяга несущего винта уменьшается. Тем самым повышается устойчивость конвертолета на земле перед взлетом при запущенных двигателях.
При вертикальном взлете передние кромки лопаток 9-11 ориентированы наружу. В этом режиме часть периферийного воздушного потока дополнительно направляется в ометаемую поверхность крыла-ротора, и подъемная сила несущего винта 4 увеличивается.
После вертикального взлета лопатки 9-11 за счет периодического заданного изменения угла атаки обеспечивают и горизонтальную силу тяги несущего винта путем направленного наддува воздушного потока и создания аэродинамических сил управления циркуляцией. Горизонтальная сила тяги Т усиливается перераспределением мощности электропривода между толкающим (тяга T1) и тянущим назад (тяга Т2) пропеллерами 3 (увеличивают мощность привода 17 и уменьшают мощность привода 18).
Переход на самолетный режим полета осуществляется за счет сброса механической мощности, подводимой к несущему винту 4, и плавного реверса тяги Т2 в направлении полета при помощи схемы управления электродвигателями 17-18. Благодаря этому конвертолет ускоряется и некоторое время летит, как автожир, который может также управляться рулями 19 и 20. В это время лопатки 9-11 устанавливаются параллельно друг другу и продольной оси фюзеляжа 1, вращение несущего винта 4 замедляется, и он останавливается во флюгерном положении, которое фиксируется соответствующим тормозным или сцепным устройством (не изображены).
Причем положение заторможенных лопастей 5-7 определяется очередностью флюгерной установки лопаток 9-11.
Если вдоль одной из лопастей крыла-ротора 8, например лопасти 5 на фигуре 2, сначала устанавливают одну лопатку 9, то Y-образное крыло-ротор останавливается в положении прямой стреловидности, а потом две другие лопатки 10-11 устанавливают параллельно продольной оси конвертолета, как показано на фигуре 2. Если же сначала установить рукояткой управления автоматом перекоса две лопатки 9-10 параллельно и симметрично оси несущего винта (фигура 6), то крыло- ротор останавливается в положении обратной стреловидности с продольной лопастью 7, направленной вдоль хвостовой балки фюзеляжа, что заметно меняет центровку всего летательного аппарата и расширяет возможности управления полетом со скоростью, значительно выше вертолетной.
Преобразование самолета в вертолет происходит в обратном порядке с постепенным снижением горизонтальной скорости и перераспределением мощности между пропеллерами 3 и несущим винтом 4.
Таким образом, простая и надежная конструкция предлагаемого конвертолета с жестким исполнением несущего винта и хвостовых пропеллеров постоянного шага и пространственной ориентации обеспечивает высокую эффективность и традиционное управление на всех режимах полета, что допускает поэтапную модернизацию существующих вертолетов с одним несущим винтом и исключает сложную механическую трансмиссию и управление через хвостовую балку рулевым винтом обычного вертолета.
Упрощение и повышение надежности и маневренности конвертолета по сравнению с прототипом достигается ввиду того, что отсутствуют боковые турбореактивные двигатели, фенестрон и центральный компрессор с воздуховодами и щелевыми прорезями в крыле-роторе. Более высокая маневренность достигается также применением двух хвостовых пропеллеров постоянного шага с реверсивными электроприводами при сохранении традиционных органов управления.
Предложенная техника и технология соответствует применяемым конструкциям и технологиям на авиационных производствах.
Claims (4)
1. Конвертолет, содержащий вертолетный фюзеляж, маршевый двигатель, редуктор, жесткий несущий винт с фиксированными лопастями, устройство его преобразования в неподвижное крыло, автомат перекоса воздушного потока, хвостовую балку и оперение с компенсатором реактивного момента несущего винта, отличающийся тем, что жесткий несущий винт состоит из трех фиксированных относительно друг друга лопастей с сечением, имеющим выпуклый верхний и двояковогнутый нижний контуры, лопасти образуют единое Y-образное симметричное крыло-ротор, на внешних концах которого установлены преимущественно по нормали к поверхностям лопастей с возможностью осевого поворота лопатки, соединенные с рычагом шаг-газа и автоматом перекоса воздушного потока через горизонтальные тяги и секторные рычаги в продольных полостях лопастей крыла-ротора, а на хвостовом оперении установлены два жестких пропеллера со сходящимися за хвостовой балкой фюзеляжа осями, которые имеют два реверсивных электропривода, подключенных к стартер-генератору маршевого двигателя через электрическую схему перераспределения его мощности.
2. Конвертолет по п.1, отличающийся тем, что лопатки установлены на верхней поверхности лопастей несущего крыла-ротора.
3. Конвертолет по п.1, отличающийся тем, что лопатки установлены на нижней поверхности лопастей несущего крыла-ротора.
4. Конвертолет по п.1, отличающийся тем, что хвостовое оперение фюзеляжа дополнительно содержит вертикальный киль с рулем поворота, а в его носовой части - два горизонтальных руля высоты и крена по схеме "утка" с центром тяжести ниже фокуса аэродинамических сил.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008101611/11A RU2369525C2 (ru) | 2008-01-15 | 2008-01-15 | Конвертолет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008101611/11A RU2369525C2 (ru) | 2008-01-15 | 2008-01-15 | Конвертолет |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008101611A RU2008101611A (ru) | 2008-05-10 |
RU2369525C2 true RU2369525C2 (ru) | 2009-10-10 |
Family
ID=39799393
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008101611/11A RU2369525C2 (ru) | 2008-01-15 | 2008-01-15 | Конвертолет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2369525C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2507121C1 (ru) * | 2012-06-09 | 2014-02-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Скоростной винтокрыл |
WO2014129997A1 (ru) * | 2013-02-19 | 2014-08-28 | Sidorenko Yuri Grygorovych | Несущий винт вертолета |
RU2573698C2 (ru) * | 2014-05-15 | 2016-01-27 | Григорий Иванович Кузнецов | Вертоплан - скоростной винтокрылый летательный аппарат |
RU2581110C1 (ru) * | 2014-11-26 | 2016-04-10 | Сергей Михайлович Есаков | Комбинированный летательный аппарат |
-
2008
- 2008-01-15 RU RU2008101611/11A patent/RU2369525C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
П.Бауэрс «Летательные аппараты нетрадиционных схем». - М.: «Мир», 1991, с.142. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2507121C1 (ru) * | 2012-06-09 | 2014-02-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Скоростной винтокрыл |
WO2014129997A1 (ru) * | 2013-02-19 | 2014-08-28 | Sidorenko Yuri Grygorovych | Несущий винт вертолета |
RU2573698C2 (ru) * | 2014-05-15 | 2016-01-27 | Григорий Иванович Кузнецов | Вертоплан - скоростной винтокрылый летательный аппарат |
RU2581110C1 (ru) * | 2014-11-26 | 2016-04-10 | Сергей Михайлович Есаков | Комбинированный летательный аппарат |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2008101611A (ru) | 2008-05-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11713113B2 (en) | Compound rotorcraft with propeller | |
RU2670356C2 (ru) | Выполненный с возможностью вертикального взлета летательный аппарат | |
US7802754B2 (en) | Tilt outboard wing for tilt rotor aircraft | |
US6513752B2 (en) | Hovering gyro aircraft | |
US6086016A (en) | Gyro stabilized triple mode aircraft | |
US7147182B1 (en) | Gas-powered tip-jet-driven tilt-rotor compound VTOL aircraft | |
US7267300B2 (en) | Aircraft capable of vertical and short take-off and landing | |
US8376264B1 (en) | Rotor for a dual mode aircraft | |
US3409249A (en) | Coaxial rigid rotor helicopter and method of flying same | |
US6343768B1 (en) | Vertical/short take-off and landing aircraft | |
CN103723272B (zh) | 飞行器和飞行时飞行器结构形态转换的方法 | |
KR20220074826A (ko) | 탠덤 윙과 분산 추진 시스템을 사용한 새로운 항공기 설계 | |
US20170174342A1 (en) | Vertical Takeoff Aircraft and Method | |
US7281680B2 (en) | VTOL/STOL ducted propeller aircraft | |
CN101423117A (zh) | 采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机 | |
WO2013056493A1 (zh) | 固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器 | |
KR20220029575A (ko) | 강성 날개 공기역학을 시뮬레이션하기 위해 고정된 전방으로 기울어진 회전자를 사용하는 수직 이착륙 항공기 | |
US10464667B2 (en) | Oblique rotor-wing aircraft | |
CN109515704B (zh) | 基于摆线桨技术的涵道卷流旋翼飞行器 | |
WO2013155402A1 (en) | Electric motor powered rotor drive for slowed rotor winged aircraft | |
RU2369525C2 (ru) | Конвертолет | |
IL280432B1 (en) | Air vehicle configuration | |
US2953319A (en) | Convertiplane | |
CN103754360A (zh) | 一种类飞碟式旋翼机 | |
WO2022139623A1 (ru) | Автомат перекоса многороторного летательного аппарата с жестким креплением лопастей и способ его работы |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100116 |